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公开(公告)号：CN112270108B
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202011272311.5
申请日：2020-11-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06Q10/047 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及运载火箭椭圆轨道的在线规划方法，是一种火箭在线轨迹规划方法，属航天制导控制领域。能够将椭圆轨道入轨约束这一非线性约束转化为凸约束，从而能够将椭圆轨道规划问题构建为凸规划问题，便于在线求解与实现。通过序列更新入轨点猜想与建立新的椭圆轨道凸规划模型，能够保证入轨精度，精确满足椭圆轨道规划的终端约束。
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公开(公告)号：CN112810834B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202011542965.5
申请日：2020-12-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，步骤包括：确定模拟飞行初始参数；获取初始时刻测试地点导航初始参数；通过推力曲线模拟轨道飞行；根据实测主从惯性测量组合实时输出的数据和测试点的初始速度、位置和姿态信息为初值以及主从惯性导航设备实时测量的陀螺数据和加表数据，主从惯组分别使用一套导航进行惯性导航解算，第一套导航获得主惯性测量组合导航结果，第二套导航获得从惯性测量组合导航结果，用于考核主从惯组的导航精度；由此，获得三套导航结果，第三套导航完成的飞行器推力曲线飞行模拟用于飞行控制。本发明采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，使地面试验更加真实可靠。
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公开(公告)号：CN112416019A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011378767.X
申请日：2020-11-30
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 一种起飞时刻偏差补偿方法，包括：判断起飞时间偏差是否大于门限值；计算滑行段飞行时间修正量和升交点经度时间修正量；计算新的滑行段飞行时间；计算新的入轨点升交点经度；将所述滑行段飞行时间和所述入轨点升交点经度作为制导初始化参数。本发明能够容忍更大的起飞时间偏差，提高对零窗口发射的适应能力。
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公开(公告)号：CN112270108A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202011272311.5
申请日：2020-11-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G06F30/20 , G06Q10/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及运载火箭椭圆轨道的在线规划方法，是一种火箭在线轨迹规划方法，属航天制导控制领域。能够将椭圆轨道入轨约束这一非线性约束转化为凸约束，从而能够将椭圆轨道规划问题构建为凸规划问题，便于在线求解与实现。通过序列更新入轨点猜想与建立新的椭圆轨道凸规划模型，能够保证入轨精度，精确满足椭圆轨道规划的终端约束。
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公开(公告)号：CN101738499B
公开(公告)日：2011-04-27
申请号：CN200910243093.X
申请日：2009-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 一种在加速度表八表配置下的故障诊断方法，步骤如下：第一步，构建加速度表视加速度一致性判别的五个公式；第二步，根据惯性测量器件的测量误差，设定AX表、AY表、AZ表、AS表的一致性故障门限；第三步，对八只加速度表输出的脉冲转换为视速度增量；第四步，将八个加速度表的视速度增量，进行滚动累加；第五步，将第四步的结果代入上式进行计算，并按照视加速度一致性故障判别定位表进行判别定位，得到八个加速度表的故障判别定位情况，并对每个加速度表的连续故障次数进行计数；第六步，对连续故障次数超过切除门限的加速度表进行切除；第七步，将切除后剩余的无故障加速度表的视速度增量取平均值，作为箭体视速度增量，用于导航计算。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN101723096A
公开(公告)日：2010-06-09
申请号：CN200910243094.4
申请日：2009-12-24
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 迭代制导下减小大姿态扰动的控制方法，通过数据采集、计算视速度增量、对轴向视加速度平滑处理、将平滑后的完全燃烧时间τin代入飞行器迭代制导公式中，得到平滑后的迭代程序角ψcxn、最后对当前时刻的迭代程序角增量Δψcx进行限幅处理，得到稳定的当前时刻的迭代程序角输出值。本发明在迭代程序角生成的全过程中采取平滑、限幅措施，以减小大姿态扰动，确保后续迭代计算采用的输入量和迭代程序角输出平滑过渡，不会发生跳变，从而保证姿态控制系统的输入不发生跳变，对提高飞行器控制系统的可靠性及减小飞行中的干扰影响大有益处；采用本方法减少迭代制导下的大姿态扰动，不需要提高硬件的采样分辨率，即不需对飞行器硬件作出修改，简单、便捷，减少姿态扰动的效果明显。
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公开(公告)号：CN109711010B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN201811528443.2
申请日：2018-12-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/13 , G06F17/16 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法，将离线测得的火箭的发动机特性添加到在线轨迹规划动力学微分方程中，解决真实飞行过程中主控机给的控制指令发动机无法及时响应的技术难题，最终使火箭按照既定的规划轨迹去完成飞行任务。本发明通过直接限制发动机指令值的大小，进而约束了火箭竖直方向加速度的范围，保证了火箭飞行过程中的稳定性。当飞行接近结束时，可以直接限制发动机指令值等于g/k，保证火箭的真实推力产生的加速度值等于g，实现软着陆。
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公开(公告)号：CN114280934A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202111534972.5
申请日：2021-12-15
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本申请提供一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法，该方法包括：对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分；确定每个划分阶段的问题描述，以及确定目标函数；根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划。本申请提供的方法，对可重复使用运载火箭的飞行阶段进行划分，通过每个划分阶段的问题描述，根据问题描述以及目标函数，对可重复使用运载火箭全程轨迹进行规划，从而避免因初值选取不合适，直接求解原优化问题不收敛情况。
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公开(公告)号：CN112810834A
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN202011542965.5
申请日：2020-12-23
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，步骤包括：确定模拟飞行初始参数；获取初始时刻测试地点导航初始参数；通过推力曲线模拟轨道飞行；根据实测主从惯性测量组合实时输出的数据和测试点的初始速度、位置和姿态信息为初值以及主从惯性导航设备实时测量的陀螺数据和加表数据，主从惯组分别使用一套导航进行惯性导航解算，第一套导航获得主惯性测量组合导航结果，第二套导航获得从惯性测量组合导航结果，用于考核主从惯组的导航精度；由此，获得三套导航结果，第三套导航完成的飞行器推力曲线飞行模拟用于飞行控制。本发明采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，使地面试验更加真实可靠。
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公开(公告)号：CN109711010A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811528443.2
申请日：2018-12-13
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的发动机特性处理方法，将离线测得的火箭的发动机特性添加到在线轨迹规划动力学微分方程中，解决真实飞行过程中主控机给的控制指令发动机无法及时响应的技术难题，最终使火箭按照既定的规划轨迹去完成飞行任务。本发明通过直接限制发动机指令值的大小，进而约束了火箭竖直方向加速度的范围，保证了火箭飞行过程中的稳定性。当飞行接近结束时，可以直接限制发动机指令值等于g/k，保证火箭的真实推力产生的加速度值等于g，实现软着陆。
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